АНАЛИЗ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДИРИЖАБЛЯ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ

АННОТАЦИЯ

Для определения аэродинамических характеристик дирижабля с большим углом атаки проводится аэродинамический численный анализ моделирования на основе уравнений N-S и модели турбулентного потока k-ωSST. Между дирижаблем и самолетом имеются большие различия по характеристикам сваливания и крутящего момента. Угол сваливания дирижабля больше (около 45°), а характеристика момента тангажа перед сваливанием имеет совершенно иную тенденцию. Это показывает, что дирижабль статически неустойчив при небольшом угле атаки, но статически стабилен, когда угол увеличивается до некоторой степени, и будет сохранять состояние до сваливания. Приведены результаты некоторых важных справочных исследований по проектированию управляемости и устойчивости, а также конструкции управления полетом дирижабля с большим углом атаки. Получены зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки в диапазоне 0–90°.

ABSTRACT

For the purpose of airship’s aerodynamic characteristic with large angle of attack, aerodynamic numerical simulation analysis is accomplished based on N-S equations and k-ωSST turbulent flow model. There are big differences between the airship and aircraft on the stall and torque characteristics. The stall angle of the airship is larger (around 45°) and the characteristic of pitch moment presents entirely different trends before stall. It shows that the airship is statically unstable within small angle of attack，but statically stable when the angle increases to some extent and will keep the state until stall. The results of some important reference value to controllability and stability design as well as flight control design of airship with large angle of attack. The variation of aerodynamic coefficients with angle of attack in the range of 0–90° has been obtained.

Ключевые слова: дирижабль; аэродинамическая характеристика; сваливание; большой угол атаки.

Keywords: airship; aerodynamic characteristic; stall; large angle of attack.

Введение

Дирижабль – управляемый и самодвижущийся летательный аппарат (ЛА) легче воздуха. В отличие от обычного воздушного шара, который летит исключительно по направлению ветра и может маневрировать только по высоте в попытке поймать ветер нужного направления, дирижабль способен двигаться относительно окружающих воздушных масс в направлении, выбранном пилотом. Для этой цели ЛА оснащен одним или несколькими двигателями, стабилизаторами и рулями, а также имеет аэродинамическую «сигарообразную» форму. Баллонет – это внутренняя оболочка дирижабля, изготовленная из резинового материала и наполняемая гелием, которая способна расширяться и сжиматься [1].

Дирижабли обычно используют режим автономного управления при полете на больших высотах. Если аэродинамические характеристики дирижабля при переходе в состояние большого угла атаки значительно отличаются от характеристик в состоянии малого угла атаки, это может привести к сбою в системе управления полетом. А также могут быть даны неправильные инструкции по эксплуатации, поэтому очень важно изучить состояние дирижабля с большим углом атаки. [2]-[4].

В данной статье изучаются аэродинамические характеристики дирижаблей на больших углах атаки. При увеличении угла атаки дирижабля изменение его аэродинамических характеристик за счет применения уравнения N-S в сочетании с моделью турбулентности k-ωSST для численного моделирования помогают избежать проблем, встречающихся на больших углах атаки.

Целью работы является исследование аэродинамических характеристик дирижабля при больших углах атаки на основе численного моделирования.

Задачами исследования являются:

• построение численной модели обтекания дирижабля;
• анализ изменения аэродинамических коэффициентов при увеличении угла атаки;
• исследование особенностей устойчивости и структуры потока.

Материалы и методы

Метод вычисления. Моделирование дирижабля реализовано с помощь вращения эллипса. Использованы методы численного расчета для аэродинамических характеристик дирижабля. Уравнение расчета принимает вид уравнения N-S, модель турбулентности k-ωSST. а расчетное значение y+ составляет 1–5.

Расчетные сетки и граничные условия. Длина поле течения в 12 раз больше, чем длина дирижабля, ширина и высота поле течения в 6 раз больше, чем наибольший диаметр сечения дирижабля. При расчеты выбраны высота полёта 3км, скорость ветер 15м/с. Сетки нарисованы с помощи расчетного программного обеспечения Ansys Fluentmeshing [5], количество их составило 2 миллиона, как показаны на рис 1.

Рисунок 1. Расчетная сетка построения аэродинамического профиля дирижабля

Уравнения, используемые в расчетах. Основными в процессе расчетов были выбраны следующие уравнения:

Закон сохранения масса:

                                                               (1)

Закон сохранения количество движения:

                                      (2)

                                      (3)

                                      (4)

Модель турбулентности k-ωSST:

                            (5)

                   (6)

Система координат. В скоростной системе координат Охуz (Рис.2) ось Ох совпадает по направлению с вектором воздушной скорости, ось Оу перпендикулярна оси Ох и лежит в плоскости симметрии ЛА, боковая ось Оz образует с другими осями правую систему координат. [5].

Рисунок 2. Ориентация системы координат относительно корпуса дирижабля

Результаты и обсуждение

Расчет проведен для углов атаки в диапазоне с 0° до 90°, результат показан на рис 3-рис 5.

Рисунок 3. Зависимость коэффициента подъемной силы (Cl) от изменения угла атаки

Рисунок 4. Зависимость коэффициента лобового сопротивления (Cd) от изменения угла атаки

Рисунок 5. Зависимость продольного момента (М) от изменения угла атаки

Особенность подъёмной силы дирижабля. На рис 3 очевидно, что градиент коэффициента подъёмной сил мал, что обусловлено конструкцией дирижабля. Дирижабль имеет только оперение, и большая часть коэффициента подъёмной сил обеспечивается горизонтальным оперением. Площадь горизонтального оперении не большая, поэтому коэффициент подъемной силы тоже не большой. Но угол сваливания дирижабли большой, примерно до 45° . По сравнению с обычным самолетом градиент подъемной сил дирижабля меньше, но угол сваливания у него намного больше.

Особенность лобового сопротивления дирижабля. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сопротивление трению в основном обусловлено проницаемостью воздуха и шероховатостью поверхности объекта, сопротивление давления в основном определяется формой объекта и состоянием поля течения.

На рис 4 показано, когда угол атаки мал, полное сопротивление тоже мало, при углах атаки выше 15° общее сопротивление увеличивается быстрее. Это явление связано со структурой потока в поле течения дирижабля: на небольших углах атаки из-за обтекаемой конструкции дирижабля в большинстве областей течение носит ламинарный характер. В этом случае коэффициент лобового сопротивления мал, а сопротивление трения играет важную роль. Доля сопротивления давления так же мала и растет медленно; когда угол атаки постепенно увеличивается, поток на поверхности переходит из ламинарного в турбулентный поток. На границе изменения характера течения сопротивление давления играет главную роль. Состояние потока в каждый момент времени отличается, поэтому коэффициент лобового сопротивления увеличивается быстрее. После стабилизации турбулентного потока рост коэффициента лобового сопротивления постепенно замедляется.

Особенность продольного момента. Продольная устойчивость самолета зависит от отношения расстояния между центром тяжести самолета и аэродинамическим фокусом самолета к средней аэродинамической хорды крыла, то есть

                                                     (7)

где  расстояние от начала координат до начала  — средней аэродинамической хорды крыла

Характеристики момента тангажа дирижабля отличаются от характеристик обычного самолета. Производная момента продольной тангажа положительна в пределах небольшого угла атаки, указывая на то, что дирижабль неустойчив в продольном направлении. С увеличением угол атаки производная тангажа снова становится отрицательной, указывая на то, что дирижабль устойчив в продольном направлении, то есть перед сваливанием дирижабль имеет две совершенно разные устойчивости. Как на рис 5. Это связно со выбором точки отсчета, для самолётов это 1/4 средней аэродинамической хорды в качестве точки отсчета. Ориентиром дирижабля является архимедов центр плавучести, который является центром объекта. Поэтому статическая устойчивость дирижабля сильно отличается от устойчивости самолета. При проектировании устойчивости и управления полетом нам необходимо сосредоточиться на выборе точки отсчета.

Поле течения дирижабля

Рисунок 6. Картина обтекания корпуса дирижабля при угле атаки 0°

Рисунок 7. Картина обтекания корпуса дирижабля при угле атаки 20°

Рисунок 8. Картина обтекания корпуса дирижабля при угле атаки 60°

Рисунок 9. Картина обтекания корпуса дирижабля при угле атаки 90°

Как видно на рис. 6-9, при нулевому угле атаки, на большей частью поверхности дирижабля разделения воздушных потоков не происходит, а сопротивление невелико. Так как корпус дирижабль имеет форму вращаемого тела, и оперение симметрично, следовательно коэффициент подъемной силы и коэффициент крутящего момент близки к нулю Угол атаки при нулевом подъеме равен. С увеличением угла атаки точка отрыва постепенно перемещается вперед. При угле атаки, равном примерно 60 градусов, поток отрыва перемещается вперед к носовой части дирижабля; когда угол атаки достигает 90 градусов, разделение воздушного потока достигает своего пика, и образуется вихрь, коэффициент лобового сопротивления достигает максимума, в то время как коэффициент подъемной силы значительно снижается.

Заключение

Аэродинамические характеристики дирижабля имеют свои особенности, которые существенно отличаются от характеристик самолета. При проектировании управления полетом и устойчивости необходимо учитывать величину угла атаки.

Список литературы:

1. Проект: Дирижабль Aeroscraft Dragon Dream [Электронный ресурс]. URL: http://diskolet.ru/ airship-aeroscraft-dragon-dream-worldwide-aeros-corporation-usa (дата обращения: 30.03.2015).
2. Пшихопов В.Х., Медведев М.Ю., Сиротенко М.Ю., Э Носко О., and Юрченко А.С. "Проектирование систем управления роботизированных воздухоплавательных комплексов на базе дирижаблей" // Известия Южного федерального университета. Технические науки, Ростов-на-Дону. vol. 58, no. 3, 2006, pp. 160-167.
3. Anderson, J. D. Fundamentals of Aerodynamics / J. D. Anderson. — 5th ed. — New York : McGraw-Hill, 2011. — 1152 p.
4. Abbott, I. H. Theory of Wing Sections / I. H. Abbott, A. E. Von Doenhoff. — New York : Dover Publications, 1959. — 693 p.
5. Динамика полёта самолётов : учеб. пособие / И. В. Чепурных. –. Комсомольск-на-Амуре : ФГБОУ ВПО «КнАГТУ», 2014. – 112 с.
6. Gabriel A. Khoury, J. David Gillett. Airship Technology. Progress in Astronautics and Aeronautics / Cambridge, New York: Cambridge University Press, 1999. — 545 pages
7. ANSYS Fluent Theory Guide [Электронный ресурс]. — ANSYS Inc., 2020. — URL: https://www.ansys.com (дата обращения: 02.04.2026).